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　　龙翼天翔

　　张文宇

　　在经过了漫长的期盼与等待之后，饱经谣传和跳票折磨的国内航空迷们终于等来了FC-1“枭龙”04架的首飞。中国新闻网报道的“中国航空工业第一集团公司自行研制、具有完全自主知识产权的“枭龙”全状态飞机零四架，二十八日在成都进行首次飞行并获得圆满成功。“在国内各大门户网站和军事论坛被广为引用。04架飞机采用先进无附面层隔道进气道和尖拱型哥特式边条的气动布局改进虽然早在去年就已经在历次展出的04架模型上被外界所观察到，但是最终出现的实机仍然令我们为它体现出的空气动力学的进步而激动不已。FC-1的整个研制计划历时20年，其中的步步演进十分耐人寻味，笔者在此希望通过有限的图文报道和学术资料对FC-1飞机的气动布局和它的演变过程作一个分析。

　　从佩刀II到超7

　　“枭龙”飞机起源于80年代中期巴基斯坦与我国联合研制的歼-7CP/佩刀II项目。当时印度装备了当时先进的米格-29和幻影2000型战斗机，这两型飞机不但飞行性能优秀，而且还拥有巴基斯坦所装备的少量F-16A/B所不具备的超视距空战能力。巴方在使用F-16的实践经验中已经体会到了高技术先进装备所带来的强大战斗力，对于印度拥有自己所不具备的能力更有如芒在背之感。在这个形势下巴基斯坦求助于有着深厚传统友谊的中国，但是我国当时尚没有能力研制具有实用超视距空战能力的先进战斗机，于是利用当时较好的国际环境下提出由我国成都飞机工业集团公司与美国航空企业合作研制，合作对象就选择了参与“和平典范”项目的格鲁曼公司。

　　在计划的最初阶段，联合研制的双方试图简单的在原成飞歼-7M飞机的基础上通过将前机身改为两侧进气，保证头锥空间容纳大尺寸的雷达天线和其它远较歼-7M复杂的航电设备，这就是佩刀II方案，国内称为歼-7CP。这样改进基本保留了原歼-7M的气动性能，由于阻力增大，重量增加和进气道的修改，飞行性能将比歼-7M有一定程度的下降。如果和印度装备的米格-29和幻影2000相比，歼-7CP的飞行性能显然过于糟糕，巴基斯坦空军认为这个方案不能满足需要。1988年初，巴基斯坦正式以发展费用(3亿美元)过高为由拒绝了佩刀II方案。

　　巴基斯坦虽然拒绝了佩刀II方案，但是她的新式轻型战斗机仍然只能着落在成飞公司与格鲁曼联合研制上，1988年10月21日中国航空技术进出口公司与美国格鲁曼公司签订协议联合研制超-7战斗机。为了满足巴基斯坦空军的要求，达到取代F-5，米格-21和我国出口的歼-7的目的，超-7在歼-7CP的基础上进行了较大的改动，主要是前机身、后机身和机翼都经过了重新设计。为了改善飞行员视野，容纳雷达火控设备，超-7的前机身比歼-7M长1.07米，座舱盖设计成较高的水泡形，座舱盖后的一段背鳍被加大以容纳更多的燃油。为了改善飞机的大迎角飞行性能，格鲁曼提出了将两侧进气道内倾10度，从美国《航空周刊》当时发表的简单的线条图看，当时的超-7方案已经是后来在FC-1前两架原型机上看到的单级固定压缩斜板超音速进气道，但是前机身横截面是圆的。当时已经决定在超-7上采用挂装在前机身下方的23-3型双管23毫米航炮，这种布置跟歼-8II飞机相同。当时的超-7方案虽然也试图改进机翼设计来提高机动性，但是还远没有脱离歼-7的模式，仅仅是把翼展加大到7.93米，减小了前缘后掠角，机翼面积增大1.76平方米。为了在没有大幅改动机翼的基础上提高飞机的格斗能力，格鲁曼打算在机翼外段设计一段大约有1/3半展长的前缘缝翼，把后缘襟翼改为机动襟翼。前缘缝翼可以使下表面的高压气流通过缝隙加速流向上表面为附面层补充能量推迟分离的发生，在分离发生后也发展得比较缓慢，所以失速后升力不会迅速下降而是缓慢变化甚至稍有增加。超-7把前缘缝翼设置在外翼段目的主要是改善大后掠三角翼比较容易出现的翼尖失速问题，在迎角较大机翼上表面发生分离的时候，内侧分离比外侧严重，而且分离发生位置比较靠前，结果是提供一个低头的恢复力矩改善了安全性。超-7仍然保留了歼-7机翼上的翼刀，外段前缘缝翼和翼刀配合使用可以推迟外侧分离和促使内侧提前分离，在大迎角俯仰力矩上表现更好。采用后缘机动襟翼可以改变翼型弯度，提高升力减小诱导阻力，但是采用机动襟翼引起力矩变化可能会带来配平阻力的损失，所以也有些战斗机舍弃了这种设计。超-7方案的后机身气动方面基本上没什么变化，但是为了适应可能更换的发动机，去掉了喷管引射罩，采用外露的收扩喷管设计，这种设计较好的兼顾高速推力性能和低速底部阻力，为大多数现代战斗机所采用。为了兼容西方标准的着陆应急拦阻钩，对腹鳍作了一些修改。这个超-7方案相对原歼-7CP方案性能有一定的提高，但是大后掠三角翼诱导阻力大的基本缺陷仍然没有消除，不利于提高飞机的持续机动能力，而巴基斯坦装备的F-16战斗机在设计中受能量-机动理论影响很深，有非常强的持续机动能力，而且仅依靠外段缝翼获得的大迎角性能提高也无法与有大边条的F-16、米格-29或者有进气道侧面涡流发生器和全翼展两段式前缘缝翼的幻影2000飞机相比。

　　针对这个超-7方案的缺陷，在1988年下半年到1989年的大约一年时间里，超-7的气动布局发生了根本性的改动。新的超-7方案彻底扬弃了源自米格-21家族的大后掠三角翼，采用了被第三代战斗机广泛使用的带边条中等后掠切尖三角翼气动布局。这个时期的超-7有较多的模型照片流传，但是准确反映超-7机翼设计的资料却很少。从笔者所见到的有限几张模型照片看，大约40度前缘后掠角的大根梢比切尖三角翼，翼梢带有近距格斗导弹挂梁，跟后来的FC-1飞机已经很像了，但是还没有实现翼身融合，边条是简单的狭长大后掠三角形。边条布局是一种混合流型的布局，一方面尖锐前缘的大后掠边条很容易分离拉出脱体涡流产生涡升力，另一方面边条涡为机翼流动补充能量，避免机翼附面层过早分离，这种布局可以推迟机翼的失速，提高机翼升力，而且边条涡控制机翼分离可以推迟抖振的发生，减弱抖振强度，可以明显提高飞机可用的迎角。但是边条布局对布局设计的要求很高，美国在研究YF-16和YF-17的时候曾经进行了大量的理论计算和风洞试验。从边条设计的一些基本原则来说细长三角形边条并不是最好的设计，三角形边条在边条涡破裂后升力下降较快，所能达到的最大升力系数也不是最优的，但是三角形平面形状增升效果也还可以，而且加工工艺方面无疑比复杂形状的边条简单得多，比较符合我国当时的工艺能力。当时超-7方案的边条形状很细长，面积不大，边条面积小当然增升效果也要差一些，但是细长边条造成的气动中心前移量比较少，对于保持飞机的静安定性有利。当时我国尚不能自行研制生产电传飞控系统，也没有任何开发电传飞控软件的经验，当然格鲁曼公司也不想把这种先进技术教给中国，而且格鲁曼公司自身设计带边条气动布局的经验也不丰富，采用细长边条是当时比较合理的选择。但是细长边条除了增升作用较差以外，在大迎角下边条涡破裂较早，破裂位置比较靠前，而且发生破裂后的破裂发展也比较快，在俯仰力矩上仰方面比较不利，而较宽的边条破裂的发展比较缓慢。在当时的技术条件下，超-7基本上没有利用先进飞控手段应付俯仰力矩非线性上仰的可能，这个上仰力矩的严重程度可能会对超-7的可用迎角造成限制，不过面积较小的边条相应引起的上仰力矩也比较小。笔者所见的超-7模型照片上没有表现出机翼上的控制面和增升装置，不过不难猜想对于中等后掠角的切尖三角翼没有必要再用结构比较复杂的前缘缝翼，而是会使用前缘机动襟翼，后缘则是副翼和机动襟翼。超-7的这个方案没能实现翼身融合比较令人遗憾，不过也唯有如此才能保留歼-7的中机身结构设计。超-7的腹鳍在这个阶段被改为双腹鳍，原因可能包括前机身侧面投影面积增加造成垂尾的横侧安定作用不足，飞行迎角增加要求有不受遮蔽的横侧安定面或者是从原佩刀II拦阻钩设计在腹鳍一侧不利使用的角度考虑，不过从结果看双腹鳍对飞机的大迎角性能肯定是有利的。

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